两种固溶强化型镍基合金环锻件高温性能对比

针对可用于航空发动机燃烧室等高温关键部件的GH3230和GH3536两种固溶强化型镍基合金环锻件，基于其各自典型使用状态，开展了750、850和950℃条件下的拉伸强度、低周疲劳性能和持久寿命对比分析研究。结果表明，在750～950℃高温试验条件下，GH3230合金的拉伸强度、低周疲劳性能和持久寿命均明显优于GH3536合金。由于W元素的加入及晶界M₂₃C₆型碳化物的分布，GH3230合金基体的固溶强化效果和晶界强化效果优于GH3536合金。GH3230合金在其典型使用状态下具有更优异的高温力学性能，适用于制造下一代航空发动机更高使用温度的火焰筒等零件。     

激光选区熔化成形钛合金内部缺陷及其演化规律研究

激光选区熔化(selective laser melting, SLM)成形技术可实现形状复杂、尺寸精度高、力学性能优异零部件的直接成形,但成形工艺参数选择不当,则会在产品中引入缺陷,针对SLM成形钛合金内部缺陷的问题,研究了激光功率和扫描速度2个主要成形工艺参数对钛合金内部缺陷类型、尺寸及数量的影响,探索了缺陷的演化规律。结果表明,SLM成形钛合金内部主要有不规则形状、规则球形2种形态的缺陷。低激光功率(≤130W)、高扫描速度(≥900mm/s)区域主要为不规则形状缺陷,能量不足是导致形成该类型缺陷的主要原因;高激光功率(≥190 W)、低扫描速度(≤600 mm/s)区域主要为规则球形缺陷,能量过高导致合金元素气化是产生这类缺陷的主要原因。随着能量密度的增加,根据缺陷的演化规律绘制了SLM成形钛合金加工图,其中缺陷的演化呈现3个阶段,即不规则形状缺陷尺度逐渐降低区,微尺度不规则缺陷向微尺度规则球形缺陷过渡区和规则球形缺陷逐渐长大区。     

陶瓷基复合材料表面环境障涂层材料研究进展

随着新一代航空发动机推重比的不断提升,其内部燃气温度已经远远超过传统高温合金的承温极限,因此亟待研发新材料来满足先进航空发动机的发展需求。SiC_f/SiC陶瓷基复合材料具有优异的高温力学性能和高温抗氧化性能,且其密度较低,是下一代高性能航空发动机热端部件的理想结构材料。但是,SiC_f/SiC材料在实际服役环境中同样面临着严重的氧化腐蚀问题,因此需要使用能够阻隔水氧介质的环境障涂层(EBCs)来提高SiC_f/SiC材料的耐腐蚀性能,进而延长航空发动机热端部件的服役寿命。在阐明SiC_f/SiC材料水氧腐蚀机制的基础上,进一步总结了EBCs的设计原则和发展历程,并重点比较了各种涂层材料体系的优缺点及性能差异,为未来先进航空发动机陶瓷基复合材料热端部件用EBCs材料的研制提供借鉴。